合成孔径雷达射频干扰抑制的现状及展望

对合成孔径雷达射频干扰抑制的现状进行总结 ,将射频干扰抑制分为参数化方法和非参数化方法 ,分别讨论了参数化抑制方法中的射频干扰模型、模型参数估计和非参数化抑制方法的两种主要技术途径 ,分析了射频干扰抑制效果的评估方法。最后根据我们的实践和经验提出了合成孔径雷达射频干扰抑制的几项建议     

特种汽车核生化防护技术研究

简要介绍了国外“三防”车辆的现状和特种汽车的核生化防护原理，分析了核、生、化污染的形式和造成的危害，提出了解决办法；从车辆的密封、报警、滤毒通风、空调系统及洗消等方面阐述了“三防”主要性能要求，指出了密封是核生化防护的关键，报警和滤毒通风是防护的核心；针对特种汽车的核生化防护要求，提出了特种汽车“三防”设计的方法和设计步骤，以及需要注意的问题。     

原子氧防护涂层的研究

空间材料暴露在原子氧环境中,材料表面会受到原子氧的攻击造成表面衰退,引起材料氧化和质量损耗,甚至会导致材料失效,从而减少飞行器寿命,研究发现:大多数聚合物和复合材料对原子氧敏感;金属中的银、锇易被氧化,这主要是有机物多含碳、氢、氧、氮等元素,它们具有较高的反应效率,生成挥发物;银、锇的反应速率快,通常生成氧化物,能够观察到宏观变化。因此,对飞行器上常用的材料进行防护是十分必要的,不同的材料有不同的防护方法,本文主要介绍了常用Kapton、石墨/环氧树脂等结构材料的防护,对功能材料如光学材料、热控涂层等的防护也作了介绍。研究表明:材料的氧化多发生在粗糙表面,而均化层的利用可覆盖材料表面的凸起和裂缝,提供光滑的表面。此外,文章还对涂层厚度与原子氧通量的关系、涂层厚度与产生的表面缺陷形状的关系作了定性分析和讨论。     

基于模糊方向规则的火箭发动机传感器故障检测与分离

提出了一种直接从训练样本中获取模糊方向规则的学习算法，并应用于火箭发动机的传感器故障检测与分离。每种传感器故障模式由一些模糊方向规则聚集形成，模糊方向规则的全隶属区是一个由单位方向、夹角和两个半径确定的方向超体。模糊方向规则一次循环学习形成，在学习中能不断融合新样本信息。液体火箭发动机传感器故障检测与分离的仿真研究验证了模糊方向规则系统的优越性能。     

航天器波纹防护屏高速撞击实验研究

微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎片云损伤能量的特性 ,并能降低弹丸滑弹碎片对航天器外部结构和子系统的损伤 ,该防护结构的防护性能优于铝合金板防护屏 Whipple防护。     

航天阀门运动副卡滞故障分析及对策

阀门运动副的卡滞卡死现象是超低温液氢液氧火箭发动机阀门的常见故障,防止卡滞卡死是阀门可靠性设计的重要内容之一,因为卡滞卡死往往是在阀门动作若干次以后才发生的,不易被人们所发现,因而构成阀门可靠性设计的最大威胁。特别是在低温环境试验中,阀门更容易发生卡滞卡死故障。文章叙述了国内外有关低温阀门卡滞卡死故障的统计数据、故障机理、可靠性设计和防卡滞设计准则、防卡滞设计措施,并配合实际案例进行说明,可供航天发动机和航天器低温阀门设计人员参考。     

高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究

对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。     

光学遥感器激光防护技术综述

空间光学遥感器对于国家安全具有重要的意义。激光武器的出现对空间光学遥感器构成了极大的安全威胁,相应的激光防护技术也成为亟需解决的问题。首先对空间光学遥感器的激光防护策略做了分类,然后对不同的防护方案进行了优缺点比较。最后,提出了一种基于VO2和C60的概念式薄膜联合式激光防护方案。     

面向单粒子效应的航天嵌入式软件软防护技术研究

单粒子效应是影响航天器可靠性和在轨寿命的重要因素。单粒子效应引发的可恢复性错误称为软错误,会导致软件运行出错。本文针对单粒子效应引发的软错误,对航天嵌入式软件中采用的软防护技术,按照控制流防护和数据流防护进行了分类分析和总结。     

考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统的集成容错控制

研究了一类发动机十字型布局的导弹姿态控制系统的容错控制问题,提出了一种考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统集成容错控制方法。该方法针对执行机构的恒增益变化故障和卡死故障,首先提出了集成容错控制的总体策略,然后分别基于线性矩阵不等式方法和故障补偿思想,给出了在圆盘极点指标和H∞指标两个相容指标约束下的状态反馈满意容错控制器和故障补偿器的设计方法。最后在Matlab/Simulink环境下将该方法应用于导弹姿态控制系统进行仿真实验,结果表明了该方法的有效性和可行性。